公开(公告)号：US08061977B2

公开(公告)日：2011-11-22

申请号：US11824796

申请日：2007-07-03

申请人： Douglas A. Keller ,  Jay A. Morrison

发明人： Douglas A. Keller ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： F01D11/08

CPC分类号： F01D25/243 ,  F01D21/045 ,  F01D25/246 ,  F05D2300/21 ,  F05D2300/603

摘要： An attachment method and flange for connecting a ceramic matrix composite (CMC) component, such as a gas turbine shroud ring (36, 68), to a metal support structure. A CMC flange (20A) may be formed by attaching a wedge-shaped block (26) of a ceramic material to a CMC wall structure (22), and wrapping CMC layers (24) of the wall structure (22) at least partly around the block (26), forming the flange (20A) with an inner oblique face (34) and an outer face (35) normal to the wall structure. An adjacent support structure, such as a metal support ring (40A), may abut the outer face (35) of the CMC flange (20A) and be clamped or bolted to the CMC flange (20A).

摘要翻译： 用于将诸如燃气涡轮机护罩环（36,68）的陶瓷基体复合材料（CMC）部件连接到金属支撑结构的附接方法和法兰。 可以通过将陶瓷材料的楔形块（26）附接到CMC壁结构（22）并且至少部分地围绕壁结构（22）的CMC层（24）包裹来形成CMC凸缘（20A） 所述块体（26）形成具有与所述壁结构垂直的内倾斜面（34）和外表面（35）的所述凸缘（20A）。 诸如金属支撑环（40A）的相邻的支撑结构可以邻接CMC凸缘（20A）的外表面（35）并且被夹紧或螺栓连接到CMC凸缘（20A）。

公开(公告)号：US20110142684A1

公开(公告)日：2011-06-16

申请号：US12638034

申请日：2009-12-15

申请人： Christian X. Campbell ,  Allister W. James ,  Jay A. Morrison

发明人： Christian X. Campbell ,  Allister W. James ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： F01D5/30 ,  B23P15/04

CPC分类号： B23P15/04 ,  F01D5/081 ,  F01D5/147 ,  F01D5/3007 ,  F01D11/008 ,  F05D2230/51 ,  F05D2230/52 ,  F05D2240/40 ,  F05D2260/36 ,  Y10T29/49337

摘要： A turbine airfoil (22A) is formed by a first process using a first material. A platform (30A) is formed by a second process using a second material that may be different from the first material. The platform (30A) is assembled around a shank (23A) of the airfoil. One or more pins (36A) extend from the platform into holes (28) in the shank (23A). The platform may be formed in two portions (32A, 34A) and placed around the shank, enclosing it. The two platform portions may be bonded to each other. Alternately, the platform (30B) may be cast around the shank (23B) using a metal alloy with better castability than that of the blade and shank, which may be specialized for thermal tolerance. The pins (36A-36D) or holes for them do not extend to an outer surface (31) of the platform, avoiding stress concentrations.

摘要翻译： 涡轮机翼片（22A）通过使用第一材料的第一工艺形成。 使用可能不同于第一材料的第二材料的第二工艺形成平台（30A）。 平台（30A）组装在机翼的柄（23A）周围。 一个或多个销（36A）从平台延伸到柄（23A）中的孔（28）中。 平台可以形成为两部分（32A，34A）并且围绕柄部放置并包围该平台。 两个平台部分可以彼此结合。 或者，平台（30B）可以使用具有比刀片和柄部更好的铸造性的金属合金围绕杆（23B）铸造，其可以专用于耐热性。 销（36A-36D）或它们的孔不延伸到平台的外表面（31），以避免应力集中。

公开(公告)号：US20100263194A1

公开(公告)日：2010-10-21

申请号：US11330559

申请日：2006-01-12

申请人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane

发明人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane

IPC分类号： B23P19/04

CPC分类号： F16B5/0266 ,  Y10T29/49316 ,  Y10T29/49323 ,  Y10T29/49863 ,  Y10T29/49948 ,  Y10T29/49952 ,  Y10T29/49966 ,  Y10T29/53

摘要： A bushing (30, 31) in a hole (26) through a ceramic matrix composite structure (20) with a flange (34, 38) on each end of the bushing (30, 31) extending beyond and around the hole and pressing against opposed surfaces (22,24) of the CMC structure (20) with a preload that resists buckling of the composite structure fibers and resists internal CMC fiber separation. A connecting element (40), such as a bolt or pin, passes through the bushing (30, 31) for engagement with a supporting element (50). The bushing (31) may be formed in place as a single piece of ceramic, and cured along with the CMC structure (20), or it may be formed as two ceramic or metal parts (32, 36) that are joined together and preloaded by threads (33). The connecting element (40) may be a pin, or it may be a bolt with a shaft threaded into one part (32) of the bushing and a head (42) that pushes the second flange (38) toward the first flange (34).

摘要翻译： 穿过陶瓷基体复合结构（20）的孔（26）中的衬套（30,31），其在衬套（30,31）的每个端部上具有凸缘（34,38），其延伸超过并围绕孔并压靠 CMC结构（20）的相对表面（22,24）具有防止复合结构纤维弯曲并抵抗内部CMC纤维分离的预载荷。 诸如螺栓或销的连接元件（40）穿过衬套（30,31）以与支撑元件（50）接合。 衬套（31）可以作为单块陶瓷形成就位，并与CMC结构（20）一起固化，或者可以形成为两个连接在一起并预加载的陶瓷或金属部件（32,36） 通过螺纹（33）。 连接元件（40）可以是销，或者其可以是具有螺纹连接到衬套的一个部分（32）中的轴的螺栓和将第二凸缘（38）朝着第一凸缘（34）推动的头部（42） ）。

公开(公告)号：US20100251721A1

公开(公告)日：2010-10-07

申请号：US11784154

申请日：2007-04-05

申请人： Jay A. Morrison ,  Gary B. Merrill ,  Daniel George Thompson ,  Steven James Vance

发明人： Jay A. Morrison ,  Gary B. Merrill ,  Daniel George Thompson ,  Steven James Vance

IPC分类号： F02C1/00 ,  F01D11/08 ,  F01D5/14 ,  B32B38/10

CPC分类号： F01D5/147 ,  F01D5/282 ,  F05D2300/603

摘要： A stacked laminate component for a turbine engine that may be used as a replacement for one or more metal components is provided. The stacked laminate component can have a body formed by a process of stacking and laminating layers to define a radially inner surface along the hot gas path. The layers can be substantially orthogonal to the radially inner surface. The layers can be at least a first layer of a first material and a second layer of a second material. At least the first material is a ceramic matrix composite. The second material can have a higher thermal conductivity or a higher creep strength than the first material.

摘要翻译： 提供了可用作一种或多种金属部件的替代物的用于涡轮发动机的堆叠层叠部件。 堆叠的层叠部件可以具有通过堆叠和层压层以形成沿着热气体路径的径向内表面的过程形成的主体。 这些层可以基本上垂直于径向内表面。 这些层可以是至少第一材料的第一层和第二材料的第二层。 至少第一种材料是陶瓷基复合材料。 第二材料可以具有比第一材料更高的导热性或更高的蠕变强度。

公开(公告)号：US20100075106A1

公开(公告)日：2010-03-25

申请号：US12235662

申请日：2008-09-23

申请人： Gary B. Merrill ,  Jay A. Morrison

发明人： Gary B. Merrill ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： B32B3/10 ,  B05D1/38

CPC分类号： B32B5/26 ,  B32B3/08 ,  B32B3/266 ,  B32B3/28 ,  B32B5/02 ,  B32B5/22 ,  B32B7/045 ,  B32B18/00 ,  B32B2255/02 ,  B32B2255/20 ,  B32B2262/105 ,  B32B2307/304 ,  B32B2307/306 ,  B32B2307/308 ,  B32B2307/50 ,  C04B2237/34 ,  C04B2237/38 ,  C04B2237/62 ,  C04B2237/64 ,  Y10T428/24339 ,  Y10T428/249928 ,  Y10T428/249956 ,  Y10T428/249994

摘要： A hybrid ceramic matrix composite (CMC) structure 10 and method for fabricating such an structure are provided. A CMC substrate 12 includes layers 16, 18, 20 of ceramic fibers. Fugitive objects 22 are disposed on at least one of the plurality of layers prior to laying a subsequent layer of ceramic fibers. An outer surface of the subsequent layer influences a shape of the outer surface of the substrate by defining protuberances 24 on the outer surface of the substrate where respective cavities 26 are formed beneath respective protuberances upon dissipation of the fugitives. A liquefied ceramic coating 34 is deposited on the outer surface of the ceramic substrate to fill the cavities. When the ceramic coating is cured to a solidified state, the cavities containing the solidified coating constitute an anchoring arrangement between the ceramic substrate and the ceramic coating.

摘要翻译： 提供了一种混合陶瓷基复合材料（CMC）结构10及其制造方法。 CMC基底12包括陶瓷纤维层16,18,20。 在铺设随后的陶瓷纤维层之前，将逸散物体22设置在多个层中的至少一个层上。 后续层的外表面通过在衬底的外表面上限定突起24影响衬底的外表面的形状，其中在逃逸者消散时相应的突起处形成相应的空腔26。 液化的陶瓷涂层34沉积在陶瓷衬底的外表面上以填充空腔。 当陶瓷涂层固化到固化状态时，包含固化涂层的空腔构成了陶瓷基体和陶瓷涂层之间的锚定布置。

公开(公告)号：US20100074729A1

公开(公告)日：2010-03-25

申请号：US12366822

申请日：2009-02-06

申请人： Gary B. Merrill ,  Jay A. Morrison

发明人： Gary B. Merrill ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： F01D11/00 ,  F01D25/24 ,  F01D25/08 ,  F16J15/10 ,  C04B33/32

CPC分类号： B32B18/00 ,  C04B2235/5268 ,  C04B2235/6028 ,  C04B2237/32 ,  C04B2237/38 ,  C04B2237/62 ,  F01D11/001 ,  F05D2300/21 ,  F05D2300/501 ,  F05D2300/614 ,  Y10T29/49323 ,  Y10T428/166 ,  Y10T428/24926

摘要： A stack of substantially parallel ceramic plates (22) separated and interconnected by ceramic spacers (26, 27) forming a seal structure (20) with a length (L), a width (W), and a thickness (T). The spacers are narrower in width than the plates, and may be laterally offset from spacers in adjacent rows to form a space (28) in a row that aligns with a spacer in another adjacent row. An adjacent plate bends into the space when the seal structure is compressed in thickness. The spacers may have gaps (60, 62) forming a stepped or labyrinthine cooling flow path (66) within the seal structure. The spacers of each row may vary in lateral separation, thus providing a range of compressibility that varies along the width of the seal structure.

摘要翻译： 通过形成具有长度（L），宽度（W）和厚度（T）的密封结构（20）的陶瓷间隔件（26,27）分离和互连的大致平行的陶瓷板（22）的堆叠。 间隔件的宽度比板宽，并且可以在相邻行中的间隔件横向偏移以形成与另一相邻行中的间隔件对准的行中的空间（28）。 当密封结构被压缩时，相邻的板弯曲到空间中。 间隔件可以具有在密封结构内形成阶梯式或迷宫式冷却流道（66）的间隙（60,62）。 每排的间隔物可以在侧向分离中变化，从而提供沿密封结构的宽度变化的一定范围的压缩性。

公开(公告)号：US07641440B2

公开(公告)日：2010-01-05

申请号：US11514745

申请日：2006-08-31

申请人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane

发明人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane

IPC分类号： F01D5/18

CPC分类号： F01D5/187 ,  F01D5/288 ,  F01D25/12 ,  F05C2201/0466 ,  F05D2260/201 ,  F05D2300/122 ,  F05D2300/141 ,  F05D2300/172 ,  F05D2300/222 ,  F05D2300/224 ,  F05D2300/2262 ,  F05D2300/5024 ,  F05D2300/603 ,  F23R3/007 ,  F23R2900/03044

摘要： A CMC wall (22) with a front surface (21) heated (24) by a working fluid in a gas turbine. A back CMC surface (23) is coated with a layer (42) of a thermally conductive material to accelerate heat transfer in the plane of the CMC wall (22), reducing thermal gradients (32-40) on the back CMC surface (23) caused by cold spots (32) resulting from impingement cooling flows (26). The conductive material (42) may have a coefficient of thermal conductivity at least 10 times greater than that of the CMC material (22), to provide a minimal thickness conductive layer (42). This reduces thermal gradient stresses within the CMC material (22), and minimizes differential thermal expansion stresses between the CMC material (22) and the thin conductive layer (42).

摘要翻译： 具有通过燃气轮机中的工作流体加热（24）的前表面（21）的CMC壁（22）。 背部CMC表面（23）涂覆有导热材料层（42），以加速在CMC壁（22）的平面中的热传递，从而降低背面CMC表面（23）上的热梯度（32-40） ）由冲击冷却流产生的冷点（32）引起（26）。 导电材料（42）的导热系数可以比CMC材料（22）的导热系数高至少10倍，以提供最小厚度的导电层（42）。 这降低了CMC材料（22）内的热梯度应力，并且使CMC材料（22）和薄导电层（42）之间的差热膨胀应力最小化。

公开(公告)号：US20090010755A1

公开(公告)日：2009-01-08

申请号：US11824796

申请日：2007-07-03

申请人： Douglas A. Keller ,  Jay A. Morrison

发明人： Douglas A. Keller ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： F01D1/02

CPC分类号： F01D25/243 ,  F01D21/045 ,  F01D25/246 ,  F05D2300/21 ,  F05D2300/603

摘要： An attachment method and flange for connecting a ceramic matrix composite (CMC) component, such as a gas turbine shroud ring (36, 68), to a metal support structure. A CMC flange (20A) may be formed by attaching a wedge-shaped block (26) of a ceramic material to a CMC wall structure (22), and wrapping CMC layers (24) of the wall structure (22) at least partly around the block (26), forming the flange (20A) with an inner oblique face (34) and an outer face (35) normal to the wall structure. An adjacent support structure, such as a metal support ring (40A), may abut the outer face (35) of the CMC flange (20A) and be clamped or bolted to the CMC flange (20A).

摘要翻译： 用于将诸如燃气涡轮机护罩环（36,68）的陶瓷基体复合材料（CMC）部件连接到金属支撑结构的附接方法和法兰。 可以通过将陶瓷材料的楔形块（26）附接到CMC壁结构（22）并且至少部分地围绕壁结构（22）的CMC层（24）包裹来形成CMC凸缘（20A） 所述块体（26）形成具有与所述壁结构垂直的内倾斜面（34）和外表面（35）的所述凸缘（20A）。 诸如金属支撑环（40A）的相邻的支撑结构可以邻接CMC凸缘（20A）的外表面（35）并且被夹紧或螺栓连接到CMC凸缘（20A）。

公开(公告)号：US07255535B2

公开(公告)日：2007-08-14

申请号：US11002030

申请日：2004-12-02

申请人： Harry A. Albrecht ,  Yevgeniy Shteyman ,  Steven James Vance ,  Jay A. Morrison

发明人： Harry A. Albrecht ,  Yevgeniy Shteyman ,  Steven James Vance ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： F01D5/18 ,  F01D5/14

CPC分类号： F01D5/147 ,  F01D5/187 ,  F01D5/284 ,  F05D2260/201 ,  F05D2300/501 ,  F05D2300/603 ,  F05D2300/702

摘要： Embodiments of the invention relate to various cooling systems for a turbine vane made of stacked ceramic matrix composite (CMC) laminates. Each airfoil-shaped laminate has an in-plane direction and a through thickness direction substantially normal to the in-plane direction. The laminates have anisotropic strength characteristics in which the in-plane tensile strength is substantially greater than the through thickness tensile strength. Such a vane construction lends itself to the inclusion of various cooling features in individual laminates using conventional manufacturing and forming techniques. When assembled in a radial stack, the cooling features in the individual laminates can cooperate to form intricate three dimensional cooling systems in the vane.

摘要翻译： 本发明的实施例涉及由堆叠的陶瓷基质复合（CMC）层压体制成的涡轮叶片的各种冷却系统。 每个翼型层压板具有基本上垂直于面内方向的面内方向和贯穿厚度方向。 层压板具有各向异性强度特性，其中面内拉伸强度基本上大于贯穿厚度拉伸强度。 这种叶片结构使得能够使用常规的制造和成形技术将各种冷却特征包含在单独的层压板中。 当组装成径向堆叠时，单个层压板中的冷却特征可以协作以在叶片中形成复杂的三维冷却系统。

公开(公告)号：US07247003B2

公开(公告)日：2007-07-24

申请号：US11031797

申请日：2005-01-07

申请人： Michael A. Burke ,  Jay A. Morrison ,  Steven James Vance ,  Daniel G. Thompson ,  Vijay Parthasarathy ,  Gary B. Merrill ,  Douglas Allen Keller

发明人： Michael A. Burke ,  Jay A. Morrison ,  Steven James Vance ,  Daniel G. Thompson ,  Vijay Parthasarathy ,  Gary B. Merrill ,  Douglas Allen Keller

IPC分类号： F01D5/14

CPC分类号： F01D5/147 ,  F01D5/284 ,  F04D29/388 ,  F05D2230/23 ,  F05D2300/601 ,  F05D2300/603 ,  F05D2300/614

摘要： A stacked ceramic matrix composite lamellate assembly (10) including shear force bearing structures (48) for resisting relative sliding movement between adjacent lamellae. The shear force bearing structures may take the form of a cross-lamellar stitch (50), a shear pin (62), a warp (90) in the lamellae, a tongue (104) and groove (98) structure, or an inter-lamellar sealing member (112), in various embodiments. Each shear force bearing structure secures a subset of the lamellae, with at least one lamella being common between adjacent subsets in order to secure the entire assembly.

摘要翻译： 一种层叠的陶瓷基复合材料层状组件（10），其包括用于抵抗相邻薄片之间的相对滑动运动的剪切力轴承结构（48）。 剪切力承载结构可以采取跨层状缝合（50），剪切销（62），薄片中的经线（90），舌状物（104）和凹槽（98）结构的形式， - 绝缘密封件（112）。 每个剪切力轴承结构确保薄片的一个子集，其中至少一个薄片在相邻子集之间是共同的，以便固定整个组件。